第23章平流层和中层的火箭测量.doc

403第 23 章 平流层和中间层的火箭测量23.1 概述这章主要关心小气象火箭进行风和温度测量，风速数据是从雷达跟踪漂移的降落传感器包获得的，这包或者是单独的或带有温度传感器，在现场实地观测，温度观测数据向地面站传送这里描述的技术对平流层和中间层是适用的，通常，在 20km 和 90km 之间典型的高空气象火箭探空系统包括：（a）仪器在它的最大的高度附近（远地点）从火箭弹出，然后由类似于降落伞的减速设备下降，并将测量的温度传送到地面高精度雷达跟踪减速器提供风信息b）一个自由降落可膨胀的气球，称为“降落球体” ，由一高精度雷达跟踪提供大气的密度和风的数据；或c）用高精度雷达跟踪在火箭的远地点附近弹出偶极子云（金属箔） （chaff）的轨迹，它仅能决定风被测量的要素很多，主要是风和温度，其它还包括太阳辐射，电的变量，湍流以及化学成分，后者是臭氧、水蒸汽、氧化氮物、原子氧、氢、氯和氢氧根世界数据中心-A（WDC-A） ，承担收集和交换数据，依靠这些数据，承担系统的研究，如大气环流、太阳/高空大气关系，在地磁和气象参数之间的相关，标准的大气成分，卫星数据核对同温层增暖等，每次发射，编成称为 ROCOB 的气象电码报告，并由全球通信系统传送。

在被测要素和所用方法两方面的测量技术在不断发展中，要在一单点非常规地进行仅仅热力和臭氧测量一直是普遍并经常进行的，是使用半业务操作方法做的若干其他气象学的测量方法，没有进一步讨论，因为已超出小气象火箭技术的领域，如：（a）化学指示剂，如：钠或钾，提供风，湍流，和温度的信息：要求用特殊的跟踪照相机对用化学药品的尾迹进行三角法测量；（b）皮托管探测；（c）灵敏的加速表；（d）用声学榴弹爆炸发生声波，由在地面上的高灵敏的微声接收系统接收，以提供风和温度数据气象火箭探测更早的综合评述见 Bollermann (1970)23.2 风速测量23.2.1 方法在火箭达到它的远地点以后，一排放设备（通常为烟弹（pyrotechnical） ）从推进系统或火箭马达分离其负荷风和温度传感器用遥测单元向地面传送温度信息在传感器下降时，系统移动被动被雷达追踪到，这样，降落目标，无论是降落伞，或是测温度传感器/降落伞系统或可膨胀球体它们的轨迹被测定为了保证正确的风数据它们的轨迹通常应加以修正金属箔已不经常使用23.2.2 风速传感器风测量的质量取决于感应系统对大气运动响 应的好坏，下列因子都影响这些响应：404（a）惯性，加速度和风速感应系统降落速度：（b）减速器系统的动态稳定性和摆动；和（c）传感器外形沿三坐标轴影响阻力系数的程度。

23.2.3 跟踪方法在有效负荷弹出了以后，轨迹通常是使用雷达追踪有金属衣传感器反射的回波，这能够决定风随高度变化和获得风速速度的分量，要求方位和仰角跟踪准确是 2×10-4 弧度（近似 0.011º） ；和斜距 10 米这由高性能雷达或回答器的使用来实现原始数据的取样率每秒 10 点或更多，由目标高度和速度变化的最小二乘法方式平滑23.2.4 风的修正和计算相对于观测员的传感器的水平速度矢量 VP，经常被错作为真风的水平速度 V，然而，高喷射速度，在阻力系数变化下，传感器的惯性的力量在 50km 以上高度 导致这两个向量之间的不同并且加以修正是必要的，修正量随降落速度加大或高度的增加而增加由 Eddy 等（1965）和 Ballard (1966) 开发的修正技术，如果下列假设做到了水平风分量能够从跟踪数据在所有层次获得a）传感器仅仅受到重力和空气阻力的影响：（b）重力保持恒定；（c）阻力相对于运动的大小（D ）是与传感器相对于空气的速度的平方成比例的从牛顿的第二定律，我们可以写作第一近似值：（23.1）DmgdtVS|D|= ·S· （23.2）2)(SCCd 曳力系数；g 重力m 下降负荷（即风传感器，或发射机）的质量；s 传感器的切面积；t 时间；V 风速；VS 风传感器的速度；ρ 空气密度；用于风传感器的水平速度分量的修正表达式，ΔU 和 ΔV，从而获得风矢量的量，如果风分量远小于传感器的速度这表达式是有效的，并且如果我们假定 S·Cd 是我们获得各向同性，即和风向无关，我们获得：；gwuWuSs Swvg405(23.3)的风传感器的东西向加速度；su风传感器南北向加速度，v风传感器的垂直加速度：sw考虑修正在传感器对风变得敏感高度之上更重要，即当运动阻力变得足够大时，这高度通常定义为，在此传感器的垂直加速度不到 5m s-2（在远地点下面平均 5km）时。

Δu 和 Δv 的值可以在最高高度达到 100m s-1 然后在 50km 下面很快减少成为不到 1m s-1,最佳的雷达性能使在 70km 以上风的准确度达到 3～5%，下部则达到 2%的准确度，这种修正方法不能考虑风传感器的异常特性此时，数据值得怀疑23.3 下降测温法测量温度23.3.1 概述由小的高空气象探测火箭测量高度温度时，使用两种方法第一使用下降测温法，即从火箭在远地点弹出传感器和遥测单元后由降落伞下降，当其在下降期间经过大气时测量风和温度数据第二，使用一被动可膨胀下落球体直接测量密度和风数据温度即从密度数据导出（参阅 23.4 节） 两种类型的物体必须由雷达获得追踪位置信息本节讨论第一种技术23.3.2 下降测温法在高高度实地测量的极端困难是选择那一种仪器设计能使需要的修正值减到最小这样，修正要么可以完全忽略，或使用标准的参数计算到最高的水平面在最高层修正是重要的并且由 Henry (1967)开发使用由 Crumbs 和 Lyons（1972）量化，这些修正在 23.3.3 节进一步讨论在这些测量中，在环境与元件之间的能量交换由于空气密度在大的高度上很低而变得很小，当下降的高的速度在这些测量中又导致温度快速的变化。

这些速度在 70km 的高度上从 250 到 500 m s-1 之间变化，取决于所用的系统不幸，高的下降速度和热敏电阻的热惯性响应的时间常数，一起阻抑温度变化的幅度这样，我们要选择在支架上的温度传感器有一很低的热容量把热传导减少到最小值传感器应该固定于远离那些受机体动力扰动的区域，同时，也必须使传感器/降落伞的摆动在气流和直接的太阳辐射的作用下不敏感的地点使用了三种不同类型的传感器，是基于电阻随温度的变化：（a）热敏电阻：珠状热敏电阻，近似 0.25 毫米直径，是由 2 细丝焊接到很薄（相对于他们的面积）的金属聚酯薄膜作成的支点上，以便于从其主体传来的热易于散掉，热敏电阻的电阻随下降的温度成指数增加，在高度为 70km 处，下降速度为 250m s-1 ，响应的时间常数是 15-20 秒，其修正的大小对有些仪器可以近似为 40-50K (Krumins 和 Lyons，1972)，另一些仪器则更大（Kokin and Rusina, 1971; Schmid et al., 1980）;（b）细金属丝：传感器包括一电丝，直径为 5 到 ，用钨、钨铼合金，或镍铁合金做成20传感器有时有约百分之几微米薄的黄金衣，保护它免受氧化（黄金—钯合金可能减少太阳辐射的影406响） ，为减少传导热的影响，使用了两种技术：或者细金属丝是短的（几厘米） ，直径是小的，焊接到 2 个直径为十分之几微米的康铜（铜-镍合金）丝上；或细丝更长，直径较大，焊到有较大的热容量的终端，电丝固定在若干很小的支脚位置上，电阻与温度的变化实际上是线性的，第一种情况有欧姆变化的量级或者和二种情况每 10K 变化 1 欧姆。

在 70km 的高度下降速度为 250ms-1时间常数在短电丝直径是 时为 0.5 秒大小，修正值约 35K，当传感器为 直径的长电丝时，这些值达到 25 20到 3 秒，则修正值约为 40K；（c）多层传感器：这类传感器比前述的不易碎，但有更大的热惯性，限制在 60km 下面的高度使用在一薄的尼龙衬底上，主要由镍组成的线路，是由真空度膜作成的，在此传感器的两表面由厚度的阳极化铝薄膜盖住，以减小太阳的辐射影响实际上这线路的电阻是线性的，每 5K 变化51 欧姆而时间常数在 60km 处有几秒的量级23.3.3 温度传感器修正通用方程式知道传感器 T1的温度，就能计算环境的空气温度 T∞ 一般，为每类传感器，热力学第一定律，即能量的守恒定律，要求在系统内部的能量变化和由环境吸收的能量的数量总数是平衡的，亦如能量耗散一样一般，我们可以写作： asSstpt AlbJAJTCrVhAdTmC 2ctliil KW44（23.4）A 传感器的面积Aa 对于地球表面反射辐射的传感器的有效面积；As 对于直接太阳辐射的传感器的有效面积；Ai 暴露于从地球，空气以及火箭探测器主体的长波辐射的传感器的有效面积；Alb 地球和空气的反射率；C 传感器的比热；Cp 空气的定压比热；h 对流的热传输系数（空气密度和相对于传感器的空气温度的函数， ） ；J 太阳常数；KC 传导热；m 传感器的质量；r 恢复因子；Ti 向传感器发射长波辐射相当的黑体温度；Tt 传感器的温度；T∞ 没受到扰动的空气的温度；407V 相对于传感器的空气速度；Wt 由发送天线来的电磁辐射吸收和测量电流的焦耳效应热；α s 传感器的太阳辐射吸收系数；α i 为长波辐射吸收系数；ε 传感器的发射率；σ 斯蒂芬 – 波耳兹曼（Stefan – Boltzmann）常数。

在方程式 23.4 的右边的第一项代表由对流交换的能量，包括动力加热,因为在 50km 以上会遇到极快的下降速度第二和第三项分别代表太阳辐射和从地球或云面反射的辐射 ，第四项代表从环境和探空仪到达传感器的长波辐射，第五项代表由于传感器的发射率发射出的能量第六项 Wt 是由焦耳效应吸收的能量的部分第七项在传感器和它的支架之间的传导热最后 2 项对每一项系统是特定的，它必须用于传感器和它的支架或引线，以便计算出传导热的修正量详见 Krumins 和Lyons(1972).Bulanova, etal.(1967),和 Yata(1970)计算其他需要的系数由实验和数学表达式决定，其参数可在发射期间获得特别是系数 h，是密度和温度的函数，由标准值计算出，更准确的温度和密度应使用一般的方程由多次迭代计算而得（方程 23.4，23.8，23.9，23.10） 23.3.4 遥测技术气象的遥测单元能够传送传感器的温度的变化传感器的阻值通常转换成频率，直接调制在多重信道测量系统中的发射机上，或使用一转换器顺序切换成 3 或 4 个频道，或换成 2 或 3 频道付载波的测量系统中火箭的遥测系统在很严酷的条件下工作。

当火箭发动飞行阶段，这些系统会遭到很宽的振动谱的大的振动和加速度（g-forces）可以在几秒时间达到几十个重力单位在下降初期的低空气密度，限制热的耗散晚些时刻下降中，测量单元会遇见更稠密空气，温度能低到 190K，可以使电子器件急剧冷却在多数情形下，引用参考电阻或电压的选定在测量系统作为一整体连续切换特别是，那些可能由于环境的影响导致遥测设备的性能变化，在飞行中，能找到和修正其误差特别注意的是设计和固定天线 相对于传感器的位置以避免由于能量从发射机散发的焦耳效应对传感器加热；在任何情形下后者的功率应限制到必要的最小值（从 200 到 500 毫瓦） 使用如此低的发射功率，而传送与接收站距离可达 150km，通常必要使用高增益的方向接收天线来接收为了能使数据接收到适当的高度，在解调解码后从跟踪雷达和基于时间的信号在多信道的磁带上记录获得信号在遥测信号和雷达位置 数据之间的时间关联是很重要的。